Ce mémoire porte sur l'application d'une méthode numérique et le développement d'un logiciel de les écoulements transsoniques autour bidimensionnels. Une comparaison avec des calcul pour de corps résultats expérimentaux et un programme commercial éprouvé confirme la validité de nos résultats.

L'approche utilisée est fondée sur la méthode des panneaux transsonique qui permet de combiner la polyvalence des méthodes de panneaux classiques aux techniques de solution appropriées au régime transsonique non linéaire.

Cette nouvelle approche est la seule, actuellement, qui permette de traiter facilement des configurations très complexes. En effet, contrairement aux méthodes traditionnelles (éléments finis, volumes finis et différences finies), elle ne nécessite pas la génération d'un maillage adapté. Un maillage rectangulaire peut être utilisé quel que soit la géométrie à étudier puisque aucune condition aux frontières n'est appliquée sur les points du maillage.

Dans ce travail, nous présentons une methode 2-D qui représente une première étape dans le développement d'un algorithme 3-D et d'un programme axé sur l'analyse et le design d'ailes d'avion. Cette formulation intégrale permettra d'évaluer les caractéristiques aérodynamiques d'un corps quelconque jusqu'au régime transsonique non linéaire où il existe des solutions discontinues (Chocs).

Le grand avantage de cette approche est de fournir aux entreprises canadiennes de l'aéronautique un outil pratique d'analyse de géométries complexes utilisable à court terme et ainsi répondre à un besoin pressant de cette industrie.

The present thesis concerns the application of a numerical method and the development of a computer code for the design and analysis of wing sections in transonic regime. A comparison with experimental data and commercial computer code validates our results.

A new approach, called the Field Panel Method, is used. It permits to combine the advantages of panel methods with solution techniques appropriate for the non linear transonic regime.

The methods currently used for transonic flows are field methods (finite-elements, fini te volume and finite-difference methods) and they need to construct a grid fitted to an infinite computational demain and its boundary which could be a major, if not impossible, task for complex multi-body configurations such as wing mounted nacelles.

This new actually the approach, with only one which its offers rectangular grid, the possibility is of treating very complex configurations since no boundary condition is applied on the grid points.

In this work, we present a 2-D method which is a first step in the development of a 3-D numerical method and computer code for the design and analysis of wings. The chosen integral formulation will permit to evaluate aerodynamic characteristics of arbitrary configurations in flows up to the non linear transonic regime where discontinuous solutions (shock waves) can occur.

The main advantage of this approach is to supply rapidly to the aeronautic canadian manufacturers a design tool for complex configurations.